机翼作为飞机起飞过程中主要的受力结构，其内部的应力分布情况的测定对于飞机的结构设计至关重要。此次试验测定的机翼近似梯形，机翼长为3.425m，机翼根部宽1.446m。按照机翼沿横向与纵向将机翼蒙皮划分出16个测试点，具体机翼蒙皮的几何尺寸和各测点的位置见图5，图中阴影部分为副翼，并不与机翼主体处在同一整体中。因此，试验中该部分并不受到加载的影响，也不作为应变测量等的考虑范围内。机翼采用铝合金材料，弹性模量73GPa，泊松比0.33。本次机翼静态加载试验将机翼按照悬臂机构进行荷载加载与应变测量。如图6 所示，在机翼根部位置的上下表面处，分别使用螺栓将其与工作平台连接固定，以保证加载时机翼完全处于悬臂状态，从而模拟机翼在实际使用过程中受到升力时的工作状态与受力、变形情况。

在测点6、8、10、12 附近分别布置加载点一、二、三和四( 见图5) ，机翼的静态加载采用两根作动筒分级进行，以获取数据研究应变情况。2 号筒连接机翼加载点一与加载点二; 3 号筒连接机翼加载点三与加载点四。分别使用一级杠杆将沿横向的两个加载点与一根作动筒相连。杠杆采用A3 钢，在杠杆中打孔以用来连接连杆。两处杠杆的自重分别为220 N 与280 N。每根连杆下再套住一根长80 mm 的铝管。铝管穿过已经与机翼表面粘牢的帆布拉环( 见图7) 。试验中，通过作动筒提升拉动杠杆，并根据杠杆力臂长度来分配不同荷载给各加载点，以此实现四个加载点的同时加载。